Un cohete de propulsor sólido o un cohete sólido es un cohete con un motor de cohete que utiliza propulsores sólidos ( combustible / oxidante ). Los primeros cohetes eran cohetes de combustible sólido propulsados por pólvora ; fueron utilizados en la guerra por los chinos , indios , mongoles y persas , ya en el siglo XIII. [1]
Todos los cohetes usaban algún tipo de propulsor sólido o en polvo hasta el siglo XX, cuando los cohetes de propulsante líquido ofrecían alternativas más eficientes y controlables. Los cohetes sólidos todavía se utilizan hoy en día en armamento militar en todo el mundo, modelos de cohetes , propulsores de cohetes sólidos y en aplicaciones más grandes por su simplicidad y confiabilidad.
Dado que los cohetes de combustible sólido pueden permanecer almacenados durante mucho tiempo sin mucha degradación del propulsor y debido a que casi siempre se lanzan de manera confiable, se han utilizado con frecuencia en aplicaciones militares como los misiles . El menor rendimiento de los propulsores sólidos (en comparación con los líquidos) no favorece su uso como propulsión primaria en los modernos vehículos de lanzamiento medianos a grandes que se utilizan habitualmente para orbitar satélites comerciales y lanzar importantes sondas espaciales. Sin embargo, los sólidos se utilizan con frecuencia como impulsores de correa para aumentar la capacidad de carga útil o como etapas superiores adicionales estabilizadas por giro cuando se requieren velocidades más altas de lo normal. Los cohetes sólidos se utilizan como vehículos de lanzamiento ligeros para cargas útiles de órbita terrestre baja (LEO) de menos de 2 toneladas o cargas útiles de escape de hasta 500 kilogramos (1.100 libras). [2] [3]
Conceptos básicos
Un motor cohete sólido simple consta de una carcasa, una boquilla , un grano ( carga propulsora ) y un encendedor .
La masa de grano sólido se quema de manera predecible para producir gases de escape, cuyo flujo es descrito por el flujo de Taylor-Culick . Las dimensiones de la boquilla se calculan para mantener la presión de la cámara de diseño , mientras se produce el empuje de los gases de escape.
Una vez encendido, un motor cohete sólido simple no se puede apagar, porque contiene todos los ingredientes necesarios para la combustión dentro de la cámara en la que se queman. Los motores de cohetes sólidos más avanzados se pueden estrangular y también apagar, [4] y luego volver a encender mediante el control de la geometría de la boquilla o mediante el uso de puertos de ventilación. Además, se encuentran disponibles motores de cohetes pulsados que se queman en segmentos y que pueden encenderse al recibir una orden.
Los diseños modernos también pueden incluir una boquilla orientable para guía, aviónica , hardware de recuperación ( paracaídas ), mecanismos de autodestrucción , APU , motores tácticos controlables, motores de control de actitud y desvío controlables y materiales de gestión térmica.
Historia
Los chinos de la dinastía Song de la Edad Media inventaron una forma muy primitiva de cohete de propulsor sólido. [5] Las ilustraciones y descripciones en el tratado militar chino del siglo XIV Huolongjing por el escritor y filósofo militar de la dinastía Ming Jiao Yu confirman que los chinos en 1232 usaron cohetes propulsores proto sólidos que entonces se conocían como " flechas de fuego " para hacer retroceder a los mongoles durante el período mongol. asedio de Kaifeng . [6] [7] Cada flecha tomó la forma primitiva de un tubo de cohete de propulsante sólido simple que estaba lleno de pólvora. Un extremo abierto permitía que el gas escapara y estaba conectado a un palo largo que actuaba como un sistema de guía para el control de la dirección del vuelo. [7] [6]
Los primeros cohetes con tubos de hierro fundido fueron utilizados por el Reino de Mysore bajo Hyder Ali y Tipu Sultan en la década de 1750. Estos cohetes tenían un alcance de objetivos de hasta una milla y media de distancia. Estos fueron extremadamente efectivos en la Segunda Guerra Anglo-Mysore que terminó en una humillante derrota para el Imperio Británico . La noticia del éxito de los cohetes Mysore contra el poder imperial británico provocó investigaciones en Inglaterra, Francia, Irlanda y otros lugares. Cuando los británicos conquistaron finalmente el fuerte de Srirangapatana en 1799, se enviaron cientos de cohetes al Royal Arsenal cerca de Londres para someterlos a ingeniería inversa. Esto llevó a la primera fabricación industrial de cohetes militares con el cohete Congreve en 1804. [8]
Los modernos motores de cohetes sólidos compuestos calcinables fueron inventados por el ingeniero aeroespacial estadounidense Jack Parsons en Caltech en 1942 cuando reemplazó el propulsor de doble base con asfalto para techos y perclorato de potasio . Esto hizo posible motores cohete de combustión lenta de tamaño adecuado y con suficiente vida útil para aplicaciones de despegue asistido por chorro . Charles Bartley , empleado en JPL (Caltech), sustituyó el asfalto pegajoso por caucho sintético curable , creando un grano propulsor de carga flexible pero geométricamente estable que se adhirió firmemente a la carcasa del motor. Esto hizo posible motores cohete sólidos mucho más grandes. Atlantic Research Corporation aumentó significativamente el propulsor compuesto I sp en 1954 al aumentar la cantidad de aluminio en polvo en el propulsor hasta un 20%. [9]
La tecnología de cohetes de propulsor sólido obtuvo su mayor impulso en innovación técnica, tamaño y capacidad con las diversas iniciativas gubernamentales de mediados del siglo XX para desarrollar misiles militares cada vez más capaces. Después de los diseños iniciales de tecnología militar de misiles balísticos diseñados con cohetes de propulsor líquido en las décadas de 1940 y 1950, tanto la Unión Soviética como los Estados Unidos se embarcaron en importantes iniciativas para desarrollar misiles balísticos locales , regionales e intercontinentales de propulsor sólido, incluidos los de propulsor sólido. misiles que podrían lanzarse desde el aire o el mar . Muchos otros gobiernos también desarrollaron estas tecnologías militares durante los próximos 50 años.
A finales de la década de 1980 y hasta 2020, estas tecnologías de cohetes sólidos altamente capaces desarrolladas por el gobierno se han aplicado a los vuelos espaciales orbitales por muchos programas dirigidos por el gobierno , la mayoría de las veces como cohetes impulsores para agregar un empuje adicional durante el ascenso temprano de su cohete principalmente líquido. Lanzamiento de vehículos . Algunos diseños también han tenido etapas superiores de cohetes sólidos. Los ejemplos que volaron en la década de 2010 incluyen el Russian Proton , el Ariane 5 europeo , el Atlas V y el transbordador espacial de EE. UU. , Y el H-II de Japón .
Los motores de cohetes sólidos más grandes jamás construidos fueron los tres motores sólidos monolíticos de Aerojet de 6,60 metros (260 pulgadas) fabricados en Florida. [10] Los motores 260 SL-1 y SL-2 tenían 6,63 metros (261 pulgadas) de diámetro, 24,59 metros (80 pies 8 pulgadas) de largo, pesaban 842,900 kilogramos (1,858,300 lb) y tenían un empuje máximo de 16 MN (3,500,000 lbf). La duración de la quemadura fue de dos minutos. La garganta de la boquilla era lo suficientemente grande como para caminar de pie. El motor era capaz de servir como un reemplazo 1 a 1 para la primera etapa de propulsante líquido Saturn I de 8 motores, pero nunca se usó como tal. El motor 260 SL-3 tenía una longitud y un peso similares, pero tenía un empuje máximo de 24 MN (5,400,000 lbf) y una duración más corta.
Diseño
El diseño comienza con el impulso total requerido, que determina la masa de combustible y oxidante . A continuación, se eligen la geometría y la química del grano para satisfacer las características requeridas del motor.
Los siguientes se eligen o resuelven simultáneamente. Los resultados son dimensiones exactas para geometrías de grano, boquilla y carcasa:
- El grano se quema a un ritmo predecible, dada su superficie y la presión de la cámara. [ cita requerida ]
- La presión de la cámara está determinada por el diámetro de la garganta de la boquilla y la velocidad de combustión del grano.
- La presión de la cámara permitida es una función del diseño de la carcasa.
- La duración del tiempo de combustión está determinada por el "espesor de la banda" del grano. [ aclaración necesaria ]
El grano puede estar adherido o no a la tripa. Los motores de carcasa adherida son más difíciles de diseñar, ya que la deformación de la carcasa y el grano en vuelo deben ser compatibles.
Los modos comunes de falla en los motores de cohetes sólidos incluyen fractura del grano, falla en la unión de la carcasa y bolsas de aire en el grano. Todos estos producen un aumento instantáneo en el área de la superficie de combustión y un aumento correspondiente en la tasa de producción de gases de escape y la presión, lo que puede romper la carcasa.
Otro modo de falla es la falla del sello de la carcasa . Los sellos son necesarios en las tripas que deben abrirse para cargar el grano. Una vez que falla un sello, el gas caliente erosionará la vía de escape y provocará una falla. Esta fue la causa del desastre del transbordador espacial Challenger .
Geometría de grano
El combustible sólido para cohetes se deflagra de la superficie del propulsor expuesto en la cámara de combustión. De esta manera, la geometría del propulsor dentro del motor del cohete juega un papel importante en el rendimiento general del motor. A medida que la superficie del propulsor se quema, la forma evoluciona (un tema de estudio en balística interna), cambiando con mayor frecuencia el área de superficie del propulsor expuesta a los gases de combustión. Dado que el volumen de propulsor es igual al área de la sección transversal multiplicado por la longitud del combustible, la tasa de consumo de propulsor volumétrico es el área de la sección transversal multiplicada por la tasa de combustión lineal, y la tasa de flujo másico instantáneo de los gases de combustión generados es igual a la tasa volumétrica multiplicada por la densidad del combustible:
A menudo se utilizan varias configuraciones geométricas según la aplicación y la curva de empuje deseada :
Simulación de taladro circular
Simulación de ranura en C
Simulación de quemador de luna
Simulación de finocyl de 5 puntos
- Agujero circular: si está en configuración BATES , produce una curva de empuje progresiva-regresiva.
- Quemador de extremo: el propulsor se quema de un extremo axial al otro produciendo una combustión prolongada y constante, aunque tiene dificultades térmicas, desplazamiento del centro de gravedad (CG).
- Ranura en C: propulsor con una gran cuña cortada lateralmente (a lo largo de la dirección axial), que produce un empuje regresivo bastante largo, aunque tiene dificultades térmicas y características CG asimétricas.
- Quemador de luna: el orificio circular descentrado produce una combustión prolongada progresiva-regresiva, aunque tiene características de CG ligeramente asimétricas
- Finocilo: generalmente una forma de estrella de 5 o 6 patas que puede producir un empuje muy nivelado, con un quemado un poco más rápido que el diámetro circular debido al aumento de la superficie.
Caja
La carcasa puede estar construida con una variedad de materiales. El cartón se usa para motores pequeños de modelos de pólvora negra , mientras que el aluminio se usa para motores de afición de combustible compuesto más grandes. El acero se utilizó para los propulsores del transbordador espacial . Las carcasas de epoxi de grafito enrolladas en filamentos se utilizan para motores de alto rendimiento.
La carcasa debe estar diseñada para soportar la presión y las tensiones resultantes del motor cohete, posiblemente a temperatura elevada. Por diseño, la carcasa se considera un recipiente a presión .
Para proteger la carcasa de los gases calientes corrosivos, a menudo se implementa un revestimiento térmico de sacrificio en el interior de la carcasa, que realiza la ablación para prolongar la vida útil de la carcasa del motor.
Boquilla
Un diseño convergente-divergente acelera el gas de escape fuera de la boquilla para producir empuje. La boquilla debe estar construida con un material que pueda soportar el calor del flujo de gas de combustión. A menudo, se utilizan materiales a base de carbono resistentes al calor, como grafito amorfo o carbono-carbono .
Algunos diseños incluyen control direccional del escape. Esto se puede lograr girando la boquilla, como en los SRB del transbordador espacial, mediante el uso de paletas de chorro en el escape como en el cohete V-2 , o mediante vectorización de empuje de inyección de líquido (LITV).
Una de las primeras etapas de Minuteman utilizó un solo motor con cuatro boquillas con cardán para proporcionar control de cabeceo, guiñada y balanceo.
LITV consiste en inyectar un líquido en la corriente de escape después de la garganta de la boquilla. Luego, el líquido se vaporiza y, en la mayoría de los casos, reacciona químicamente, agregando flujo másico a un lado de la corriente de escape y proporcionando así un momento de control. Por ejemplo, los reforzadores sólidos Titan III C inyectaron tetróxido de nitrógeno para LITV; los tanques se pueden ver a los lados del cohete entre el escenario central principal y los propulsores. [11]
Actuación
Un motor de primera etapa de propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP) típico y bien diseñado puede tener un impulso específico de vacío ( I sp ) de hasta 285,6 segundos (2,801 km / s) (Titan IVB SRMU). [12] Esto se compara con 339,3 s (3,327 km / s) para RP1 / LOX (RD-180) [13] y 452,3 s (4,436 km / s) para LH 2 / LOX (Bloque II RS-25 ) [14] motores bipropelentes. Los impulsos específicos de la etapa superior son algo mayores: hasta 303,8 s (2,979 km / s) para APCP (Orbus 6E), [15] 359 s (3,52 km / s) para RP1 / LOX (RD-0124) [16] y 465,5 s (4,565 km / s) para LH 2 / LOX (RL10B-2). [17] Las fracciones de propulsante suelen ser algo más altas para las primeras etapas del propulsor sólido (no segmentado) que para las etapas superiores. La primera etapa Castor 120 de 53,000 kilogramos (117,000 lb) tiene una fracción de masa propulsora del 92.23%, mientras que la etapa superior Castor 30 de 14,000 kilogramos (31,000 lb) desarrollada para el Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) de Orbital Science (Estación Espacial Internacional) reabastecimiento) tiene una fracción de propulsor del 91,3% con carcasa de motor de epoxi de grafito al 2,9%, boquilla, encendedor y actuador de vector de empuje del 2,4% y hardware no motor del 3,4% que incluye elementos tales como montaje de carga útil, adaptador entre etapas, canalización de cables, instrumentación, etc. Castor 120 y Castor 30 tienen 2,36 y 2,34 metros (93 y 92 pulgadas) de diámetro, respectivamente, y sirven como escenarios en los vehículos comerciales de lanzamiento Athena IC y IIC. Un Athena II de cuatro etapas que utiliza Castor 120 como primera y segunda etapa se convirtió en el primer vehículo de lanzamiento desarrollado comercialmente en lanzar una sonda lunar ( Lunar Prospector ) en 1998.
Solid rockets can provide high thrust for relatively low cost. For this reason, solids have been used as initial stages in rockets (for example the Space Shuttle), while reserving high specific impulse engines, especially less massive hydrogen-fueled engines, for higher stages. In addition, solid rockets have a long history as the final boost stage for satellites due to their simplicity, reliability, compactness and reasonably high mass fraction.[18] A spin-stabilized solid rocket motor is sometimes added when extra velocity is required, such as for a mission to a comet or the outer solar system, because a spinner does not require a guidance system (on the newly added stage). Thiokol's extensive family of mostly titanium-cased Star space motors has been widely used, especially on Delta launch vehicles and as spin-stabilized upper stages to launch satellites from the cargo bay of the Space Shuttle. Star motors have propellant fractions as high as 94.6% but add-on structures and equipment reduce the operating mass fraction by 2% or more.
Higher performing solid rocket propellants are used in large strategic missiles (as opposed to commercial launch vehicles). HMX, C4H8N4(NO2)4, a nitramine with greater energy than ammonium perchlorate, was used in the propellant of the Peacekeeper ICBM and is the main ingredient in NEPE-75 propellant used in the Trident II D-5 Fleet Ballistic Missile.[19] It is because of explosive hazard that the higher energy military solid propellants containing HMX are not used in commercial launch vehicles except when the LV is an adapted ballistic missile already containing HMX propellant (Minotaur IV and V based on the retired Peacekeeper ICBMs).[20] The Naval Air Weapons Station at China Lake, California, developed a new compound, C6H6N6(NO2)6, called simply CL-20 (China Lake compound #20). Compared to HMX, CL-20 has 14% more energy per mass, 20% more energy per volume, and a higher oxygen-to-fuel ratio.[21] One of the motivations for development of these very high energy density military solid propellants is to achieve mid-course exo-atmospheric ABM capability from missiles small enough to fit in existing ship-based below-deck vertical launch tubes and air-mobile truck-mounted launch tubes. CL-20 propellant compliant with Congress' 2004 insensitive munitions (IM) law has been demonstrated and may, as its cost comes down, be suitable for use in commercial launch vehicles, with a very significant increase in performance compared with the currently favored APCP solid propellants. With a specific impulse of 309 s already demonstrated by Peacekeeper's second stage using HMX propellant, the higher energy of CL-20 propellant can be expected to increase specific impulse to around 320 s in similar ICBM or launch vehicle upper stage applications, without the explosive hazard of HMX.[22]
An attractive attribute for military use is the ability for solid rocket propellant to remain loaded in the rocket for long durations and then be reliably launched at a moment's notice.
Familias de propulsores
Black powder (gunpowder) propellant
Black powder (gunpowder) is composed of charcoal (fuel), potassium nitrate (oxidizer), and sulfur (fuel and catalyst). It is one of the oldest pyrotechnic compositions with application to rocketry. In modern times, black powder finds use in low-power model rockets (such as Estes and Quest rockets),[23][24] as it is cheap and fairly easy to produce. The fuel grain is typically a mixture of pressed fine powder (into a solid, hard slug), with a burn rate that is highly dependent upon exact composition and operating conditions. The performance or specific impulse of black powder is low, around 80 seconds. The grain is sensitive to fracture and, therefore, catastrophic failure. Black powder does not typically find use in motors above 40 newtons (9.0 pounds-force).
Zinc–sulfur (ZS) propellants
Composed of powdered zinc metal and powdered sulfur (oxidizer), ZS or "micrograin" is another pressed propellant that does not find any practical application outside specialized amateur rocketry circles due to its poor performance (as most ZS burns outside the combustion chamber) and fast linear burn rates on the order of 2 m/s. ZS is most often employed as a novelty propellant as the rocket accelerates extremely quickly leaving a spectacular large orange fireball behind it.
"Candy" propellants
In general, rocket candy propellants are an oxidizer (typically potassium nitrate) and a sugar fuel (typically dextrose, sorbitol, or sucrose) that are cast into shape by gently melting the propellant constituents together and pouring or packing the amorphous colloid into a mold. Candy propellants generate a low-medium specific impulse of roughly 130 s and, thus, are used primarily by amateur and experimental rocketeers.
Double-base (DB) propellants
DB propellants are composed of two monopropellant fuel components where one typically acts as a high-energy (yet unstable) monopropellant and the other acts as a lower-energy stabilizing (and gelling) monopropellant. In typical circumstances, nitroglycerin is dissolved in a nitrocellulose gel and solidified with additives. DB propellants are implemented in applications where minimal smoke is required yet medium-high performance (Isp of roughly 235 s) is required. The addition of metal fuels (such as aluminium) can increase the performance (around 250 s), though metal oxide nucleation in the exhaust can turn the smoke opaque.
Composite propellants
A powdered oxidizer and powdered metal fuel are intimately mixed and immobilized with a rubbery binder (that also acts as a fuel). Composite propellants are often either ammonium nitrate-based (ANCP) or ammonium perchlorate-based (APCP). Ammonium nitrate composite propellant often uses magnesium and/or aluminium as fuel and delivers medium performance (Isp of about 210 s) whereas ammonium perchlorate composite propellant often uses aluminium fuel and delivers high performance (vacuum Isp up to 296 s with a single piece nozzle or 304 s with a high area ratio telescoping nozzle).[15] Aluminium is used as fuel because it has a reasonable specific energy density, a high volumetric energy density, and is difficult to ignite accidentally. Composite propellants are cast, and retain their shape after the rubber binder, such as Hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB), cross-links (solidifies) with the aid of a curative additive. Because of its high performance, moderate ease of manufacturing, and moderate cost, APCP finds widespread use in space rockets, military rockets, hobby and amateur rockets, whereas cheaper and less efficient ANCP finds use in amateur rocketry and gas generators. Ammonium dinitramide, NH4N(NO2)2, is being considered as a 1-to-1 chlorine-free substitute for ammonium perchlorate in composite propellants. Unlike ammonium nitrate, ADN can be substituted for AP without a loss in motor performance.
Polyurethane-bound aluminium-APCP solid fuel was used in the submarine launched Polaris missiles.[25] APCP used in the space shuttle Solid Rocket Boosters consisted of ammonium perchlorate (oxidizer, 69.6% by weight), aluminium (fuel, 16%), iron oxide (a catalyst, 0.4%), polybutadiene acrylonitrile (PBAN) polymer (a non-urethane rubber binder that held the mixture together and acted as secondary fuel, 12.04%), and an epoxy curing agent (1.96%).[26][27] It developed a specific impulse of 242 seconds (2.37 km/s) at sea level or 268 seconds (2.63 km/s) in a vacuum. The 2005-2009 Constellation Program was to use a similar PBAN-bound APCP.[28]
In 2009, a group succeeded in creating a propellant of water and nanoaluminium (ALICE).
High-energy composite (HEC) propellants
Typical HEC propellants start with a standard composite propellant mixture (such as APCP) and add a high-energy explosive to the mix. This extra component usually is in the form of small crystals of RDX or HMX, both of which have higher energy than ammonium perchlorate. Despite a modest increase in specific impulse, implementation is limited due to the increased hazards of the high-explosive additives.
Composite modified double base propellants
Composite modified double base propellants start with a nitrocellulose/nitroglycerin double base propellant as a binder and add solids (typically ammonium perchlorate (AP) and powdered aluminium) normally used in composite propellants. The ammonium perchlorate makes up the oxygen deficit introduced by using nitrocellulose, improving the overall specific impulse. The aluminium improves specific impulse as well as combustion stability. High performing propellants such as NEPE-75 used to fuel the Trident II D-5, SLBM replace most of the AP with polyethylene glycol-bound HMX, further increasing specific impulse. The mixing of composite and double base propellant ingredients has become so common as to blur the functional definition of double base propellants.
Minimum-signature (smokeless) propellants
One of the most active areas of solid propellant research is the development of high-energy, minimum-signature propellant using C6H6N6(NO2)6 CL-20 nitroamine (China Lake compound #20), which has 14% higher energy per mass and 20% higher energy density than HMX. The new propellant has been successfully developed and tested in tactical rocket motors. The propellant is non-polluting: acid-free, solid particulates-free, and lead-free. It is also smokeless and has only a faint shock diamond pattern that is visible in the otherwise transparent exhaust. Without the bright flame and dense smoke trail produced by the burning of aluminized propellants, these smokeless propellants all but eliminate the risk of giving away the positions from which the missiles are fired. The new CL-20 propellant is shock-insensitive (hazard class 1.3) as opposed to current HMX smokeless propellants which are highly detonable (hazard class 1.1). CL-20 is considered a major breakthrough in solid rocket propellant technology but has yet to see widespread use because costs remain high.[21]
Electric solid propellants
Electric solid propellants (ESPs) are a family of high performance plastisol solid propellants that can be ignited and throttled by the application of electric current. Unlike conventional rocket motor propellants that are difficult to control and extinguish, ESPs can be ignited reliably at precise intervals and durations. It requires no moving parts and the propellant is insensitive to flames or electrical sparks.[29]
Hobby y cohetería amateur
Solid propellant rocket motors can be bought for use in model rocketry; they are normally small cylinders of black powder fuel with an integral nozzle and sometimes[when?] a small charge that is set off when the propellant is exhausted after a time delay. This charge can be used to trigger a camera, or deploy a parachute. Without this charge and delay, the motor may ignite a second stage (black powder only).
In mid- and high-power rocketry, commercially made APCP motors are widely used. They can be designed as either single-use or reloadables. These motors are available in impulse ranges from "A" (1.26Ns– 2.50Ns) to "O"(20.48KNs – 40.96KNs), from several manufacturers. They are manufactured in standardized diameters, and varying lengths depending on required impulse. Standard motor diameters are 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98, and 150 millimeters. Different propellant formulations are available to produce different thrust profiles, as well as "special effects" such as colored flames, smoke trails, or large quantities of sparks (produced by adding titanium sponge to the mix).
Usar
Sounding rockets
Almost all sounding rockets use solid motors.
- Astrobee
- Black Brant
- S-310, S-520
- Terrier-Orion, Terrier-Malemute
- VSB-30
Missiles
Due to reliability, ease of storage and handling, solid rockets are used on missiles and ICBMs.
- Air-to-air missiles: AIM-9 Sidewinder
- Ballistic missiles: Jericho, Sejjil
- ICBMs: LGM-30 Minuteman, UGM-133 Trident II, LGM-118 Peacekeeper, RT-2PM Topol, DF-41, M51 SLBM
Orbital rockets
Solid rockets are suitable for launching small payloads to orbital velocities, especially if three or more stages are used. Many of these are based on repurposed ICBMs.
- Scout
- Athena
- Mu
- Pegasus
- Taurus
- Minotaur
- Start-1
- PSLV - alternating solid and liquid stages
- Shavit
- Vega
- Long March 11
- OmegA
Larger liquid-fueled orbital rockets often use solid rocket boosters to gain enough initial thrust to launch the fully fueled rocket.
- Delta II
- Titan IV
- Space Shuttle
- Ariane 5
- Atlas II
- Atlas V (optionally 1-5 boosters)
- Delta IV (optionally 2 or 4 boosters)
- H-IIA, H-IIB
- PSLV - optional solid boosters to lift heavier payloads
- GSLV Mk III
Solid fuel is also used for some upper stages, particularly the Star 37 (sometimes referred to as the "Burner" upper stage) and the Star 48 (sometimes referred to as the "Payload Assist Module", or PAM), both manufactured originally by Thiokol, and today by Northrop Grumman. They are used to lift large payloads to intended orbits (such as the Global Positioning System satellites), or smaller payloads to interplanetary—or even interstellar—trajectories. Another solid-fuel upper stage, used by the Space Shuttle and the Titan IV, was the Boeing-manufactured Inertial Upper Stage (IUS).
- Pioneer 10 and Pioneer 11 were both sent out of the solar system by Star 37E upper stages from Atlas-Centaur rockets.
- Voyager 1 and Voyager 2 were both sent out of the solar system by Star 37E upper stages from Titan IIIE rockets.
- Magellan was sent to Venus on an IUS after being deployed from Space Shuttle Atlantis on STS-30.
- Galileo was sent to Jupiter on an IUS after being deployed from Space Shuttle Atlantis on STS-34.
- Ulysses was sent to Jupiter on an IUS and a Star 48 PAM after being deployed from Space Shuttle Discovery on STS-41. It then was placed in a polar orbit around the Sun following a gravity assist around Jupiter.
- New Horizons was sent out of the solar system on a Star 48 PAM from an Atlas V rocket.
Some rockets, like the Antares (manufactured by Northrop Grumman), have mandatory solid-fuel upper stages. The Antares rocket uses the Northrop Grumman-manufactured Castor 30 as an upper stage.
Investigación avanzada
- Environmentally sensitive fuel formulations such as ALICE propellant
- Ramjets with solid fuel
- Variable thrust designs based on variable nozzle geometry
- Hybrid rockets that use solid fuel and throttleable liquid or gaseous oxidizer
Ver también
- Comparison of solid-fuelled orbital launch systems
- Comparison of orbital launch systems
- Comparison of orbital launchers families
- List of space launch system designs
- List of missiles
- List of orbital launch systems
- List of sounding rockets
- List of military rockets
- Fireworks
- Pyrotechnic composition
- Intercontinental ballistic missile
- Jetex engine
- Space Shuttle Solid Rocket Booster
- Crawford burner
- Nano-thermite
- Skyrocket
Referencias
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- ^ Chang, Kenneth (August 30, 2010). "NASA Tests Engine With an Uncertain Future". New York Times. Retrieved 2010-08-31.
- ^ Sawka, Wayne N.; McPherson, Michael (12 July 2013). "Electrical Solid Propellants: A Safe, Micro to Macro Propulsion Technology". 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. American Institute of Aeronautics and Astronautics. doi:10.2514/6.2013-4168. ISBN 978-1-62410-222-6.
Otras lecturas
- A. Davenas, ed. (1992). Solid Rocket Propulsion Technology. Pergamon. ISBN 978-0080409993.
enlaces externos
- Robert A. Braeunig rocket propulsion page
- Astronautix Composite Solid Propellants
- Ariane 5 SRB
- Amateur High Power Rocketry Association
- Nakka-Rocketry (Design Calculations and Propellant Formulations)
- 5 cent sugar rocket
- Practical Rocketry
- NASA Practical Rocketry